RU2476729C1 - Gas turbine axial compressor wheel - Google Patents
Gas turbine axial compressor wheel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2476729C1 RU2476729C1 RU2011131736/06A RU2011131736A RU2476729C1 RU 2476729 C1 RU2476729 C1 RU 2476729C1 RU 2011131736/06 A RU2011131736/06 A RU 2011131736/06A RU 2011131736 A RU2011131736 A RU 2011131736A RU 2476729 C1 RU2476729 C1 RU 2476729C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- contact faces
- split ring
- disc
- gaps
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, применимо в области компрессоростроения и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of turbomachinery, in particular, is applicable in the field of compressor engineering and can be used in the impellers of axial compressors of gas turbine engines.
Как правило, лопатки осевых компрессоров крепятся к диску с помощью соединений типа ласточкин хвост. Проектирование подобных соединений предусматривает выполнение условия, чтобы опорные поверхности лопаток располагались в соединительном элементе диска в максимально совмещенном положении. Однако все соединительные элементы диска и лопатки должны быть выполнены с зазором, в том числе и в местах угловых сопряжений граней, чтобы позволить осуществить сборку элемента лопатки. Кроме того, места угловых сопряжений граней пазов диска являются концентраторами напряжений, которые обычно компенсируют частичным округлением граней пазов, а радиальные сопряжения на гранях хвостовиков лопаток для упрощения обработки выполняют в виде фаски по толщине хвостовиков лопатки, что при определенном ресурсе работы двигателя не вызывает их разрушения. Образующиеся при этом зазоры обеспечивают минимум перетекания воздуха или газа из области повышенного давления (за колесом) на вход по зазорам в замковом соединении. С повышением ресурса работы двигателя, выполненные округления уже не исключают разрушение граней, а увеличение радиуса округления приводит к недопустимым перетеканиям воздуха или газа из области повышенного давления.Typically, axial compressor blades are attached to the disc using dovetail connections. The design of such joints provides for the condition that the supporting surfaces of the blades are located in the connecting element of the disk in the maximum combined position. However, all the connecting elements of the disk and the blades must be made with a gap, including in the places of angular conjugation of the faces, in order to allow the assembly of the blade element. In addition, the places of angular mating of the faces of the grooves of the disk are stress concentrators, which are usually compensated by a partial rounding of the faces of the grooves, and the radial mates on the faces of the shanks of the blades to simplify the processing are in the form of a chamfer along the thickness of the shanks of the blade, which, for a certain service life of the engine does not cause their destruction . The gaps resulting from this provide a minimum of flow of air or gas from the high-pressure area (behind the wheel) to the inlet through the gaps in the castle connection. With an increase in the service life of the engine, the rounding performed does not exclude the destruction of faces, and an increase in the rounding radius leads to unacceptable flow of air or gas from the high-pressure region.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащее диск с упорным выступом и пазами, выполненными по окружности диска и образованными опорной плоскостью диска и двумя боковыми контактными гранями, направленными по плоскостям, противоположно наклоненным относительно продольной плоскости диска, лопатки с хвостовиком, контур опорной плоскости и боковых контактных граней которого повторяет внутренний контур паза, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост».The closest in technical essence and the achieved result is the impeller of the axial compressor of a gas turbine engine containing a disk with a thrust protrusion and grooves made around the circumference of the disk and formed by the supporting plane of the disk and two side contact faces directed along planes oppositely inclined relative to the longitudinal plane of the disk, blades with a shank, the contour of the supporting plane and lateral contact faces of which follows the internal contour of the groove, means for overlapping azorov and means of axial fixation of the blades in the castle connection type "dovetail".
/RU №2368814, МПК8 F04D 29/34, F01D 5/30, опубл. 2009/./ RU No. 2368814, IPC 8 F04D 29/34,
В известном рабочем колесе, за счет использования пластин закрывающих зазоры в местах соединения лопатки с диском, минимизированы расходы перетекающего газа. Однако колесо отличается сложностями в сборке и монтаже, характеризуется значительным увеличением веса, а наличие закладных элементов снижает надежность его работы, что не позволяет значимо увеличить рабочий ресурс колеса и сократить затраты на его производство и эксплуатацию.In the known impeller, through the use of plates closing the gaps at the junction of the blade with the disk, the flow of gas is minimized. However, the wheel is characterized by difficulties in assembly and installation, it is characterized by a significant increase in weight, and the presence of embedded elements reduces the reliability of its operation, which does not significantly increase the working life of the wheel and reduce the cost of its production and operation.
Задача изобретения - разработать рабочее колесо осевого компрессора, обладающее свойствами, позволяющими увеличить его рабочий ресурс.The objective of the invention is to develop an impeller of an axial compressor with properties that allow to increase its working life.
Ожидаемый технический результат - снижение веса колеса в сборке, сведение до минимума перетекания газа через зазоры в замковом соединении.The expected technical result is a reduction in the weight of the wheel in the assembly, minimizing the flow of gas through the gaps in the castle connection.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном рабочем колесе осевого компрессора газотурбинного двигателя, содержащем диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, выполненными по окружности диска и образованными опорной плоскостью диска и двумя боковыми контактными гранями, направленными по плоскостям, противоположно наклоненным относительно продольной плоскости диска, лопатки с хвостовиком, контур опорной плоскости и боковых контактных граней которого повторяет внутренний контур соединительных элементов диска, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост», по предложению, угловые сопряжения опорной плоскости и боковых контактных граней соединительных элементов диска выполнены скругленными по радиусу, а на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток выполнены фаски по хорде, меньшей радиуса округления, средство осевой фиксации лопаток выполнено в виде разрезного кольца и прорезей под разрезное кольцо в упорном выступе диска и хвостовике лопаток, разрезное кольцо установлено в прорези и образует замковое соединение, при этом величина радиуса округления и фаски выбраны из расчета предельной нормативной прочности, а средство для перекрытия зазоров выполнено в виде элемента, плотно прилегающего к диску со стороны расположения упорного выступа. Средство для перекрытия зазоров может быть выполнено в виде утолщений по фаске на боковых контактных гранях хвостовиков лопаток, утолщение скруглено по радиусу округления соединительном элементе диска и сопрягается с ним. Средство для перекрытия зазоров может быть выполнено в виде разрезного кольца с выступами, равномерно распределенными по внутренней стороне разрезного кольца, при этом выступы выполнены с возможностью перекрытия отверстий от зазоров по контуру соединений пазов диска и лопаток при установленном разрезном кольце в замковом соединении. В каждом выступе разрезного кольца могут быть выполнены отверстия.The expected technical result is achieved by the fact that in the known impeller of the axial compressor of a gas turbine engine containing a disk with a thrust protrusion and connecting elements of the disk, made around the circumference of the disk and formed by the supporting plane of the disk and two side contact faces directed along planes oppositely inclined relative to the longitudinal plane a disk, vanes with a shank, the contour of the supporting plane and side contact faces of which follows the inner contour of the connecting disk elements, means for closing the gaps and means for axially fixing the blades in the dovetail lock joint, on offer, the angular mates of the supporting plane and side contact faces of the disk connecting elements are made rounded in radius, and chamfers made on the side contact faces of the blade shafts a chord with a smaller radius of rounding, the axial fixation tool for the blades is made in the form of a split ring and slots for a split ring in the thrust protrusion of the disk and the shank of the blades, split sealing rings set into the slot and forms a locking connection, wherein the radius of rounding is selected and a chamfer at the rate limiting characteristic strength, and means for covering clearances formed as a member adherent to the disc by the axial location of the protrusion. The tool for closing the gaps can be made in the form of thickenings along the chamfer on the lateral contact faces of the shanks of the blades, the thickening is rounded along the radius of rounding of the connecting element of the disk and mates with it. The means for closing the gaps can be made in the form of a split ring with protrusions evenly distributed on the inner side of the split ring, while the protrusions are configured to overlap the holes from the gaps along the contour of the grooves of the disk and the blades when the split ring is installed in the castle connection. Holes can be made in each protrusion of the split ring.
Фиг.1 - рабочее колесо скомплектовано лопаткой с утолщением;Figure 1 - the impeller is equipped with a blade with a thickening;
Фиг.2 - рабочая лопатка с утолщением;Figure 2 - working blade with a thickening;
Фиг.3 - рабочее колесо скомплектовано лопаткой с фаской;Figure 3 - the impeller is equipped with a chamfered blade;
Фиг.4 - рабочая лопатка с фаской;Figure 4 - working blade with a bevel;
Фиг.5 - разрезное кольцо.5 is a split ring.
Рабочее колесо осевого компрессора содержит диск 1 с упорным выступом 2, соединительный элемент диска 3, ограниченный опорной поверхностью 4 и боковыми контактными поверхностями 5, лопатку 6 с хвостовиком 7, повторяющим контуры соединительного элемента диска 3, разрезное кольцо 8. На хвостовике 7 лопатки 6 выполнена фаска 9 и прорезь 10 под разрезное кольцо 8. Хвостовик 7 лопатки на конце фаски 9 содержит утолщение 11, округление 12. Разрезное кольцо 8 может содержать выступы 13, равномерно расположенные по внутреннему периметру кольца 8. Выступы 13 могут содержать отверстия 14.The impeller of the axial compressor contains a
При сборке рабочего колеса утолщение 11 на фаске 9 хвостовика 7 сопрягается с округлением 12 соединительного элемента диска 3. Радиус округления устанавливают в соответствии с прочностным расчетом (например, для машин этого вида равным 2-8 мм), а размеры и углы фасок хвостовиков лопаток выбирают из условия обеспечения сборки рабочего колеса. Хвостовик 7 фиксируется от осевого перемещения в замковом соединении с помощью обычного (без выступов) разрезного кольца и прорезей в упорном выступе 2 и прорезей 10 в хвостовике 7. При отсутствии утолщения 11 на фаске 9 хвостовик 7 лопатки 6 фиксируется от осевого перемещения в замковом соединении с помощью разрезного кольца 8 с выступами 13. Количество выступов 13 равно количеству лопаток 6, а размеры выступов определяются габаритами рабочего колеса и в широкой их части перекрывают торец замка лопатки 6.When assembling the impeller, a
При вращении рабочего колеса осевого компрессора под действием центробежных сил утолщение 11 прижимается к округленной поверхности 12, препятствуя перетокам газа, при этом разрезное кольцо упирается в упорный выступ 2 и фиксирует лопатку 6 от осевого перемещения. При отсутствии утолщения 11 на фаске 9, под действием центробежных сил выступы 13 на разрезном кольце 8 прижимаются к торцу диска и перекрывают в замковом соединении отверстия между хвостовиком 7 лопатки и соединительным элементом диска 3. Одновременно кольцо 8 фиксирует лопатку 6 от осевого перемещения. Фиксацию кольца от вращения вокруг оси осуществляют любым известным средством.When the impeller of the axial compressor rotates under the action of centrifugal forces, the
Использование изобретения обеспечивает снижение веса колеса в сборке, сокращает до минимума перетекания газа через зазоры в замковом соединении, позволяет улучшить удельные параметры двигателя, повысить ресурс его работы.The use of the invention reduces the weight of the wheels in the assembly, minimizes the flow of gas through the gaps in the castle connection, improves the specific parameters of the engine, increase its service life.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) | 2011-07-29 | 2011-07-29 | Gas turbine axial compressor wheel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) | 2011-07-29 | 2011-07-29 | Gas turbine axial compressor wheel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2476729C1 true RU2476729C1 (en) | 2013-02-27 |
Family
ID=49121544
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011131736/06A RU2476729C1 (en) | 2011-07-29 | 2011-07-29 | Gas turbine axial compressor wheel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2476729C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2530198C1 (en) * | 2013-02-28 | 2014-10-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Владимирский инновационно-технологический центр" | Method to attach blades to wheel hub |
RU168474U1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-02-06 | Владимир Семенович Мельников | Fastening the blades of a dynamic machine to a shortened shank |
RU2611497C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-02-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
RU2612282C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-03-06 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller |
RU2682205C1 (en) * | 2013-11-26 | 2019-03-15 | Мту Аэро Энджинз Аг | Compressor |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2265754C2 (en) * | 2003-11-11 | 2005-12-10 | Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт"(ОАО "Силовые машины") | Impeller of axial-flow compressor (versions) |
RU2281403C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit |
US7168919B2 (en) * | 2004-10-11 | 2007-01-30 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade and turbine rotor assembly |
RU2343322C2 (en) * | 2004-08-06 | 2009-01-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Compressor vane, method of production and compressor vane application |
RU2368814C1 (en) * | 2008-01-17 | 2009-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas turbine axial compressor impeller (versions) |
JP2011102586A (en) * | 2009-11-10 | 2011-05-26 | Alstom Technology Ltd | Rotor for axial throughflow turbomachine and moving blade for the rotor |
-
2011
- 2011-07-29 RU RU2011131736/06A patent/RU2476729C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2281403C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine engine blade strut insert and rotor disk unit |
RU2265754C2 (en) * | 2003-11-11 | 2005-12-10 | Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт"(ОАО "Силовые машины") | Impeller of axial-flow compressor (versions) |
RU2343322C2 (en) * | 2004-08-06 | 2009-01-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Compressor vane, method of production and compressor vane application |
US7168919B2 (en) * | 2004-10-11 | 2007-01-30 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade and turbine rotor assembly |
RU2368814C1 (en) * | 2008-01-17 | 2009-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas turbine axial compressor impeller (versions) |
JP2011102586A (en) * | 2009-11-10 | 2011-05-26 | Alstom Technology Ltd | Rotor for axial throughflow turbomachine and moving blade for the rotor |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2530198C1 (en) * | 2013-02-28 | 2014-10-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Владимирский инновационно-технологический центр" | Method to attach blades to wheel hub |
RU2682205C1 (en) * | 2013-11-26 | 2019-03-15 | Мту Аэро Энджинз Аг | Compressor |
US11396891B2 (en) | 2013-11-26 | 2022-07-26 | Man Energy Solutions Se | Compressor |
RU2611497C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-02-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine low-pressure compressor rotor impeller (versions) |
RU2612282C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-03-06 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet low-pressure compressor rotor fourth-stage impeller |
RU168474U1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-02-06 | Владимир Семенович Мельников | Fastening the blades of a dynamic machine to a shortened shank |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2476729C1 (en) | Gas turbine axial compressor wheel | |
US6575703B2 (en) | Turbine disk side plate | |
JP6408888B2 (en) | Turbine bucket closing assembly and its assembling method | |
US8894368B2 (en) | Device and method for aligning tip shrouds | |
EP2613000B1 (en) | System for axial retention of rotating segments of a turbine and corresponding method | |
GB2524152A (en) | High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail | |
US10662793B2 (en) | Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal | |
US20100166561A1 (en) | Turbine blade root configurations | |
RU2694603C2 (en) | Method of performing work on rotor and associated profile element | |
CN107109958B (en) | Rotor blade with active clearance control, rotating assembly and method of operating the same | |
CN109154201B (en) | Edge blade dovetail radial support structure for axial entry bucket | |
US9347326B2 (en) | Integral cover bucket assembly | |
KR20100080452A (en) | Turbine blade root configurations | |
WO2014070438A1 (en) | Belly band seal with underlapping ends | |
CN104251232B (en) | Axial flow turbo-machine compressor drum with blades double fixed form | |
US8517688B2 (en) | Rotor assembly for use in turbine engines and methods for assembling same | |
US20120156045A1 (en) | Methods, systems and apparatus relating to root and platform configurations for turbine rotor blades | |
US10287989B2 (en) | Seal support of titanium aluminide for a turbomachine | |
RU2559957C2 (en) | Turbomachine rotor and method of its assembly | |
US9004872B2 (en) | Bearing surface combined load-lock slots for tangential rotors | |
EP3088662A1 (en) | Multi-stage turbine interstage seal and method of assembly | |
WO2020076301A1 (en) | Secondary seal in a non-contact seal assembly | |
RU2743065C2 (en) | Radial locking element for sealing of steam turbine rotor, corresponding unit and steam turbine | |
RU2606295C1 (en) | Gas turbine engine compressor rotor | |
RU2570088C1 (en) | Impeller of rotor of gas turbine engine with compensation of centrifugal loads |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |